CN116921698A - 一种航空零部件的增材制造方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种航空零部件的增材制造方法，包括以下步骤：S1:采用仿真软件，对航空零部件的模型添加支撑，进行制造仿真，所述制造仿真包括SLM成形仿真、退火工艺仿真，通过所述退火工艺仿真获得优化的退火工艺参数；S2:金属3D打印部件；S3:依次从基板上切除航空零部件、采用S1步骤仿真得到的退火工艺参数进行退火、冷却、移除支撑。方法包含退火工艺，可以减小残余应力和变形，提高零件的性能和质量。而通过制造仿真包括SLM成形仿真、退火工艺仿真，可以通过调整参数，如退火温度、保温时间等获得残余应力值、位移变形值、表面偏差值的变化，利用正交实验对退火过程进行比较，获得优化的退火工艺参数，选择最优的工艺以达到最佳的效果。
Description
技术领域
本发明涉及金属3D打印技术领域，特别是涉及一种航空零部件的增材制造方法。
背景技术
激光增材制造，它是一种以微积分为基础的想法之后，再利用激光或电子束作为热源，以一层一层地扫描、叠加成形的法式，一层一层地增加材料，最后使这些材料堆积成三维实体零件。由于这种技术可以实现三维数字化制造，因此会被应用于材料加工困难、结构复杂的零件，并且增材制造后的零件性能优越、质量可靠，还可以得到整体材料的减重效果，而且，在加工过程中，不需要借助刀具以及模具，就可以直接制造出产品，所以在航空航天、医疗器械以及机械制造业中的应用前景非常广阔。
在激光选区熔化打印航空零部件的过程中，因为其成形机制的影响，材料的快速凝固会产生残余应力，这会影响零件的性能和质量，金属3D打印部件的残余应力引起的最常见问题是开裂、变形尺寸超出规定要求。
发明内容
为解决上述背景技术中提出在激光选区熔化航空零部件的过程中不能有效率地消除快速凝固导致残余应力引起的开裂、变形尺寸超出规定要求的问题，本发明提供如下技术方案：
一种航空零部件的增材制造方法，包括以下步骤：
S1:采用仿真软件，对航空零部件的模型添加支撑，进行制造仿真，所述制造仿真包括SLM成形仿真、退火工艺仿真，通过所述退火工艺仿真获得优化的退火工艺参数；
S2:金属3D打印部件；
S3:依次从基板上切除航空零部件、采用S1步骤仿真得到的退火工艺参数进行退火、冷却、移除支撑。
较佳地，所述制造仿真为基于固有应变值的固有应变法仿真。
较佳地，所述固有应变值通过金属3D打印试验方法进行确定，其包括：
打
印多组正交的成对悬臂梁样件作为测试样件，分别测量成对的两个悬臂梁最高处中心点的z方向最大变形值，将两个正交悬臂梁最高处中心点z方向最大变形值作为标定初始值，导入仿真软件计算材料固有应变值，选取加工区域所在测试样件的固有应变值作为固有应变法仿真的输入。
较佳地，所述选取加工区域涉及多组所述成对悬臂梁样件时，选取加工区域所在测试样件的固有应变值的平均值作为固有应变法仿真的输入。
较佳地，通过所述退火工艺仿真获得优化的退火工艺参数的方法如下：
S10：退火工艺参数的初步选取；
S20:依据S10的选值，制定正交工艺方案；
S30:计算航空零部件的残余应力峰值、变形峰值，利用极差法对计算结果
进行分析；
S40：依据航空零部件的残余应力、变形的控制目标的优先顺序，确定最优的退火工艺参数。
较佳地，所述S10中退火工艺参数包括退火温度、退火时间，所述初步选取包括：
选取第一预估区间内的退火温度，按照第一预定差值间隔选取若干个第一退火温度值；
选取第一预估区间内的退火时间，按照第二预定差值间隔选取若干个第一退火时间；
在相同所述第一退火时间，不同所述第一退火温度下，通过所述退火工
艺
仿真获得残余应力值、位移变形值、表面偏差值的变化；在相同所述第一退火温度，不同所述第一退火时间下，通过所述退火工艺仿真获得残余应力值、位移变形值、表面偏差值的变化；通过对比目标残余应力值、目标位移变形值、目标表面偏差值，缩小退火温度、退火时间的预估范围至第二预估区间；
选取第二预估区间内的退火温度，按照第三预定差值间隔选取若干个第二退火温度值；
选取第二预估区间内的退火时间，按照第四预定差值间隔选取若干个第二退火时间。
较佳地，S40中以航空零部件的残余应力为优先控制目标，确定最优的退火工艺参数。
较佳地，所述制造仿真采用Simufact.Additive软件进行仿真。
较佳地，所述航空零部件为方向舵，所述方向舵采用钛合金粉末材料通过增材制造方法制成。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
(一)、增材制造方法包含退火工艺，对其进行退火，减小残余应力和变形，提高零件的性能和质量。
(二)、通过制造仿真包括SLM成形仿真、退火工艺仿真，可以通过调整参数，如退火温度、保温时间等获得残余应力值、位移变形值、表面偏差值的变化；通过第一预估区间内的初步模拟，缩小退火参数的选取值到第二预估区间，利用正交实验对退火过程进行比较，获得优化的退火工艺参数，选择最优的工艺以达到最佳的效果。
附图说明
附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。在附图中：
图1为本发明一实施例中打印的成对悬臂梁样件示意图。
图2为本发明一实施例中释放悬臂梁的悬臂部分的弹性应变所得到的具体数值模拟。
图3为本发明一实施例中确定退火工艺仿真获得优化的退火工艺参数的流程图。
图4为本发明一实施例中航空零部件方向舵的模型图。
图5为本发明一实施例中航空零部件为方向舵时，退火温度对方向舵残余应力的影响曲线。
图6为本发明一实施例中航空零部件为方向舵时，方向舵的残余应力随退火保温时间变化的曲线。
图7为本发明一实施例中航空零部件为方向舵时，退火温度对方向舵变形的影响曲线。
图8为本发明一实施例中航空零部件为方向舵时，方向舵的变形随退火保温时间变化的曲线。
图9为本发明一实施例中航空零部件为方向舵时，确定最优的退火工艺参数后残余应力仿真结果。
图10为本发明一实施例中航空零部件为方向舵时，确定最优的退火工艺参数后变形仿真结果。
图11为本发明一实施例中航空零部件为方向舵时，方向舵退火之前的残余应力仿真结果。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
一种航空零部件的增材制造方法，包括以下步骤：
S1:采用仿真软件，对航空零部件的模型添加支撑，对已经创建好的模型进行网格划分，在一些实施例中，网格长度设为3-5mm，进行制造仿真，制造仿真包括SLM成形仿真、退火工艺仿真，通过退火工艺仿真获得优化的退火工艺参数；
S2:金属3D打印部件；
S3:依次从基板上切除航空零部件、采用S1步骤仿真得到的退火工艺参数进行退火、冷却、移除支撑。
在一些实施例中，制造仿真为基于固有应变值的固有应变法仿真。
在一些实施例中，固有应变值通过金属3D打印试验方法进行确定，如图1和图2所示，其包括：
打印多组正交的成对悬臂梁样件作为测试样件，分别测量成对的两个悬臂梁最高处中心点的z方向最大变形值，将两个正交悬臂梁最高处中心点z方向最大变形值作为标定初始值，导入仿真软件计算材料固有应变值，选取加工区域所在测试样件的固有应变值作为固有应变法仿真的输入。
如图1所示，使用SLM金属3D打印机器打印悬臂梁试样，悬臂梁试样模型的具体尺寸长X宽X高：72mm X 12mm X 9mm。打印悬臂梁时选用钛合金TiAl6V4粉末材料。打印粉末层厚度为330μm，激光功率为200W，激光光束直径为95μm，采用单向式扫描路径。具体流程，如下所示:
首先对其进行摆放设置，采用如图1所示的方法对悬臂梁模型进行摆放；
第二步对其进行切割模拟，如图2所示，定位悬臂梁的右上角，坐标分别为：(87.0mm,162.0mm,9.0mm)和(167.0mm,95.0mm,9.0mm),在悬臂梁高度为2.5mm处开始切割。在打印模拟结束之后，释放悬臂梁的悬臂部分的弹性应变所得到的具体数值模拟。
最后得出X方向、Y方向、和Z方向的固有应变数值。在本实施例中，最后得出固有应变数值：X方向为-0.00334523mm,Y方向为-0.0035142mm,Z方向为-0.03mm。
在一些实施例中，选取加工区域涉及多组成对悬臂梁样件时，选取加工区域所在测试样件的固有应变值的平均值作为固有应变法仿真的输入。
如图3所示，通过退火工艺仿真获得优化的退火工艺参数的方法如下：
S10：退火工艺参数的初步选取；
S20:依据S10的选值，制定正交工艺方案；
S30:计算航空零部件的残余应力峰值、变形峰值，利用极差法对计算结果
进行分析；
S40：依据航空零部件的残余应力、变形的控制目标的优先顺序，确定最优的退火工艺参数。
在一些实施例中，S10中退火工艺参数包括退火温度、退火时间，初步选取包括：
选取第一预估区间内的退火温度，按照第一预定差值间隔选取若干个第一退火温度值；
选取第一预估区间内的退火时间，按照第二预定差值间隔选取若干个第一退火时间；
在相同第一退火时间，不同第一退火温度下，通过退火工艺仿真获得残
余
应力值、位移变形值、表面偏差值的变化；在相同第一退火温度，不同第一退火时间下，通过退火工艺仿真获得残余应力值、位移变形值、表面偏差值的变化；通过对比目标残余应力值、目标位移变形值、目标表面偏差值，缩小退火温度、退火时间的预估范围至第二预估区间；
选取第二预估区间内的退火温度，按照第三预定差值间隔选取若干个第二退火温度值；
选取第二预估区间内的退火时间，按照第四预定差值间隔选取若干个第二退火时间。
在一些实施例中，S40中以航空零部件的残余应力为优先控制目标，确定最优的退火工艺参数。
在一些实施例中，制造仿真采用Simufact.Additive软件进行仿真。
在一些实施例中，航空零部件为方向舵，方向舵采用钛合金粉末材料通过增材制造方法制成。
下面以航空零部件方向舵为例说明上述增材制造方法的整个过程，方向舵的模型如图4所示，具体而言，采用钛合金(TiAl6V4)粉末材料。该材料泊松比为0.26，屈服强度1140Mpa,抗拉强度为1290Mpa，其可处理温度为20℃到1600℃。具体模型如图4所示。
S1:采用Simufact.Additive软件对方向舵进行具体的增材制造以及后续热处理进行仿真。
第一步:将方向舵模型导入Simufact.Additive软件中去；
第二步:对方向舵模型进行创建支撑；
第三步:对已经创建好的模型进行网格划分，网格长度为3-5mm；
第四步:进行制造仿真，制造仿真包括SLM成形仿真、退火工艺仿真，通过退火工艺仿真获得优化的退火工艺参数；退火参数具体为退火温度，退火时间。
方向舵退火之前的残余应力仿真结果如图11示出，最高残余应力高达1021.89Mpa。
S10退火工艺参数的初步选取，采用以下过程：
仿真选取了退火温度为840℃、860℃、880℃、900℃、920℃和分别保温1h、2h对样件进行退火。比较不同退火温度对方向舵残余应力的影响、不同退火温度对方向舵位移变形的影响、不同退火温度对方向舵表面偏差的影响；以及比较不同保温时间对方向舵残余应力的影响、不同保温时间对方向舵位移变形的影响、不同保温时间对方向舵表面偏差的影响。主要结果如下:
(1)在相同退火时间，不同退火温度下:残余应力随着退火温度的不断上升，残余应力值越高。在退火温度为860℃时，残余应力最小为188.91Mpa。在退火温度为920℃时，残余应力最大为206.69Mpa；位移变形随着温度的不断上升，变形值越小，在退火温度为880℃时，变形值最小为3.83mm；样件的表面偏差随着温度的不断上升，表面偏差值越小。在退火温度为920℃时，表面偏差值最小为1.87mm。
(2)在相同退火温度，不同退火时间下:当保温时间为1h时，残余应力总体上是逐渐增大的，但当保温时间为2h时，残余应力总体上是逐渐减小的；当退火保温时间为1h时，方向舵的位移变形变化幅度较大，但当退火保温时间为2h时，方向舵的变化幅度很小；相同退火温度，不同退火时间下，方向舵的表面偏差总体上都是呈下降趋势，变化的幅度很小。
(3)退火温度达到一定温度或者退火时间发生了改变，材料的内部组织结构变化会降低强度和塑性，因此，选择合适的退火温度以及选择合适的退火时间都非常重要。
在此前基础上确定各工艺参数的取值范围(见表1-1)。
表1-1方向舵退火工艺参数取值
S20:制定了计算用的正交工艺方案，见表1-2。
表1-2正交工艺方案
S30:方向舵残余应力的计算结果分析
方向舵退火工艺仿真正交方案残余应力峰值的计算结果如表1-3所示。
表1-3各组方案对应的残余应力峰值计算结果
对计算结果采用极差法进行分析。如下表1-4所示。
表1-4采用极差法对残余应力峰值进行分析
图5为退火温度对方向舵残余应力的影响曲线，可以发现方向舵的残余应力随退火温度的升高而逐渐增大。数据变化的极差为1.28℃。当退火温度在860℃到880℃之间变化时，残余应力缓慢增长；当退火温度在880℃到900℃时，残余应力随温度的上升快速增大。退火温度为900℃时，方向舵的残余应力最小，约为143.86Mpa。
图6为方向舵的残余应力随退火保温时间变化的曲线，从图中曲线的变化趋势可以看出。在保温时间1h到1.5h之间的时候残余应力随时间的增加而快速地减小，在1.5h到2h之间的时候残余应力随时间的增加而急速上升，保温时间变化过程中对应的残余应力极差值为72.585Mpa。当退火保温时间为1.5h时，残余应力最小143.86Mpa。
进一步地，方向舵变形的计算结果分析如下：
方向舵退火工艺仿真正交方案变形峰值的计算结果如表1-5所示。
表1-5各组方案对应的变形峰值计算结果
对计算结果采用极差法进行分析，如下表1-6所示。
表1-6采用极差法对变形峰值进行分析
图7所示为退火温度对方向舵变形的影响曲线，可以发现方向舵的变形随退火温度的升高而逐渐增大。数据变化的极差为0.1mm。当退火温度在860℃到880℃之间变化时，变形缓慢减小；当退火温度在880℃到900℃时，变形随温度的上升快速增大。退火温度为860℃时，方向舵的变形最小，约2.87mm。
图8所示为方向舵的变形随退火保温时间变化的曲线，从图中曲线的变化趋势可以看出，极差值为3.975mm。在保温时间1h到1.5h之间的时候变形值随时间的增加而快速地增大，在1.5h到2h之间的时候变形值随时间的增加而急速下降。当退火保温时间为2h时，变形值最小为2.87mm。
S40:方向舵退火的最优工艺参数
综合不同工艺参数对方向舵残余应力及变形影响规律的分析结果可知，为了获得较小的残余应力，应该选择退火温度为900℃，保温时间为1.5h。该组工艺方案正好处于正交设计方案中，此时，最大残余应力143.86Mpa，方向舵的最大变形为5.62mm。残余应力和变形仿真结果如图9及图10所示。
S2:金属3D打印部件；
S3:依次从基板上切除航空零部件、采用S1步骤仿真得到的退火工艺参数进行退火、冷却、移除支撑。
最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (9)
1.一种航空零部件的增材制造方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1:采用仿真软件，对航空零部件的模型添加支撑，进行制造仿真，所述制造仿真包括SLM成形仿真、退火工艺仿真，通过所述退火工艺仿真获得优化的退火工艺参数；
S2:金属3D打印部件；
S3:依次从基板上切除航空零部件、采用S1步骤仿真得到的退火工艺参数进行退火、冷却、移除支撑。
2.根据权利要求1所述的航空零部件的增材制造方法，其特征在于，所述制造仿真为基于固有应变值的固有应变法仿真。
3.根据权利要求2所述的航空零部件的增材制造方法，所述固有应变值通过金属3D打印试验方法进行确定，其包括：
打印多组正交的成对悬臂梁样件作为测试样件，分别测量成对的两个悬臂梁最高处中心点的z方向最大变形值，将两个正交悬臂梁最高处中心点z方向最大变形值作为标定初始值，导入仿真软件计算材料固有应变值，选取加工区域所在测试样件的固有应变值作为固有应变法仿真的输入。
4.根据权利要求3所述的航空零部件的增材制造方法，其特征在于，所述选取加工区域涉及多组所述成对悬臂梁样件时，选取加工区域所在测试样件的固有应变值的平均值作为固有应变法仿真的输入。
5.根据权利要求1所述的所述的航空零部件的增材制造方法，其特征在于，通过所述退火工艺仿真获得优化的退火工艺参数的方法如下：
S10：退火工艺参数的初步选取；
S20:依据S10的选值，制定正交工艺方案；
S30:计算航空零部件的残余应力峰值、变形峰值，利用极差法对计算结果进行分析；
S40：依据航空零部件的残余应力、变形的控制目标的优先顺序，确定最优的退火工艺参数。
6.根据权利要求5所述的所述的航空零部件的增材制造方法，其特征在于，所述S10中退火工艺参数包括退火温度、退火时间，所述初步选取包括：
选取第一预估区间内的退火温度，按照第一预定差值间隔选取若干个第一退火温度值；
选取第一预估区间内的退火时间，按照第二预定差值间隔选取若干个第一退火时间；
在相同所述第一退火时间，不同所述第一退火温度下，通过所述退火工艺仿真获得残余应力值、位移变形值、表面偏差值的变化；在相同所述第一退火温度，不同所述第一退火时间下，通过所述退火工艺仿真获得残余应力值、位移变形值、表面偏差值的变化；通过对比目标残余应力值、目标位移变形值、目标表面偏差值，缩小退火温度、退火时间的预估范围至第二预估区间；
选取第二预估区间内的退火温度，按照第三预定差值间隔选取若干个第二退火温度值；
选取第二预估区间内的退火时间，按照第四预定差值间隔选取若干个第二退火时间。
7.根据权利要求5所述的航空零部件的增材制造方法，其特征在于，S40中以航空零部件的残余应力为优先控制目标，确定最优的退火工艺参数。
8.根据权利要求1所述的航空零部件的增材制造方法，其特征在于，所述制造仿真采用Simufact.Additive软件进行仿真。
9.根据权利要求1-8任意一项所述的航空零部件的增材制造方法，其特征在于，所述航空零部件为方向舵，所述方向舵采用钛合金粉末材料通过增材制造方法制成。
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